RU2135974C1 - Method of determination of parameters of incoming flow of flying vehicle in flight in gliding mode at hypersonic and subsonic speeds - Google Patents

Abstract

FIELD: aerospace engineering. SUBSTANCE: dependence of aerodynamic efficiency in longitudinal and side planes of flying vehicle and lifting force coefficient depending on angle of attack and slip angle are determined in wind tunnel on flying vehicle model at various parameters of flying vehicle configuration. During flight, g-loads are measured by axes of body-axis coordinate system and magnitudes of aerodynamic efficiency are calculated for longitudinal and side planes. Relationships obtained in wind tunnel are used for determination of magnitudes of in-flight angles of attack and slip angles for present in-flight configuration of flying vehicle. Then magnitude of lifting force coefficient is found from respective wind tunnel dependence. And finally, magnitude of dynamic head of incompressible gas flow is calculated by this coefficient and magnitude of measured normal g-load. EFFECT: enhanced reliability of flying vehicle and accuracy of determination of its flight parameters required for forming permissible trajectory of descent of manned flying vehicle. 2 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно к способам определения параметров набегающего потока для летательного аппарата (ЛА) с гиперзвуковыми скоростями полета и ЛА с дозвуковыми скоростями полета, что обусловлено слабой зависимостью коэффициентов аэродинамических сил от числа M полета для указанных областей течений. The invention relates to the field of aerospace engineering, and in particular to methods for determining the parameters of the oncoming flow for an aircraft (LA) with hypersonic flight speeds and LA with subsonic flight speeds, which is due to the weak dependence of the aerodynamic force coefficients on the number M of flight for the indicated flow areas.

Изображение может быть использовано: во-первых, при проведении летных испытаний и определении летных характеристик для оценивания параметров набегающего потока (с целью определения зависимостей коэффициентов аэродинамических моментов от определяющих переменных, характеристик теплообмена, теплозащиты и в ряде других случаев), во-вторых, при управлении полетом аэрокосмического самолета, совершающего планирование в атмосфере после схода с орбиты искусственного спутника Земли, (на базе этого способа может быть реализована простая и надежная, дублирующая, основанная на других принципах функционирования, информационная система, используемая при формировании допустимой траектории снижения, характеризуемой жесткими ограничениями по параметрам набегающего потока), в третьих, при создании информационной системы для модуля спасения экипажа аэрокосмического самолета. The image can be used: firstly, when conducting flight tests and determining flight characteristics for estimating the parameters of the incoming flow (in order to determine the dependences of the aerodynamic moment coefficients on the determining variables, heat transfer characteristics, thermal protection, and in some other cases), and secondly, when controlling the flight of an aerospace aircraft that performs planning in the atmosphere after the satellite has left the orbit of an artificial Earth satellite (based on this method, a simple and zhnaya, duplicate based on other principles of functioning of the information system used in the formation of an admissible trajectory of decline, characterized by severe restrictions on the free-stream), and third, to create an information system to rescue the crew module Aerospace aircraft.

Для дозвуковых ЛА на режимах планирующего полета предлагаемый способ может быть использован как при летных испытаниях, так и при дальнейшей эксплуатации. For subsonic aircraft in planning flight modes, the proposed method can be used both in flight tests and in further operation.

В качестве аналога берется широко применяемый в практике способ определения параметров набегающего потока, основанный на измерениях углов поворота флюгарок (самоустанавливающихся по потоку), являющихся надстройками по отношению к испытуемой конструкции, а также полного и статического давлений [1]. Однако, измеряемые углы поворота флюгарок характеризуют поток только в месте их установки. При гиперзвуковых скоростях полета ЛА использование аналога невозможно вследствие больших значений тепловых потоков. As an analogue, a widely used in practice method for determining the parameters of the incident flow is used, based on measurements of the rotation angles of flyarocks (self-adjusting in the flow), which are superstructures with respect to the tested structure, as well as full and static pressures [1]. However, the measured rotation angles of the flyugars characterize the flow only at the place of their installation. At hypersonic aircraft speeds, the use of an analogue is impossible due to the large values of heat fluxes.

Также известен способ определения углов атаки и скольжения, основанный на использовании геометрических соотношений между углами атаки, скольжения, измеренными углами рыскания, тангажа, крена и оцененными в инерциальной системе ЛА углами курса, наклона траектории, углом скоростного крена [2]. В этом случае получаются так называемые путевые углы атаки и скольжения, в которых не учитывается скорость ветра. Also known is a method for determining the angles of attack and glide, based on the use of geometric relationships between the angles of attack, glide, measured yaw, pitch, roll and estimated in the inertial system of the aircraft angles of course, the inclination of the trajectory, the angle of high-speed roll [2]. In this case, the so-called track angles of attack and slip are obtained, in which the wind speed is not taken into account.

В качестве прототипа принимается автономный способ определения углов атаки скольжения и скоростного напора, основанный на измерениях местного давления на затуплении в передней части фюзеляжа. Этот способ, в частности, был реализован при летных испытаниях ЛА "Спейс Шаттл" [3]. Недостатком такого способа, являются уменьшение надежности конструкции ЛА при гиперзвуковых скоростях полета, из-за увеличения вероятности разрушения теплозащиты в наиболее теплонапряженном ее месте в местах расположения дренажных отверстий, необходимых для функционирования датчиков давления. Погрешности определения угла атаки автономным способом [3] составляют 2 - 3 градуса, что уменьшает безопасность полета. As a prototype, an autonomous method for determining the angle of attack of sliding and high-speed pressure, based on measurements of local pressure on the blunting in the front of the fuselage, is adopted. This method, in particular, was implemented during flight tests of the Space Shuttle [3]. The disadvantage of this method is the decrease in the reliability of the aircraft design at hypersonic flight speeds, due to the increased likelihood of destruction of thermal protection in its most heat-stressed place at the locations of the drainage holes necessary for the functioning of pressure sensors. The errors in determining the angle of attack in an autonomous way [3] are 2–3 degrees, which reduces flight safety.

Целью изобретения является определение параметров набегающего потока, необходимых для пилотирования ЛА, на режимах планирования с гиперзвуковыми и дозвуковыми скоростями полета, без ухудшения надежности конструкции ЛА и увеличение точности определения аэротермических характеристик, зависящих от указанных параметров набегающего потока. The aim of the invention is to determine the parameters of the free flow necessary for piloting the aircraft, in the planning modes with hypersonic and subsonic flight speeds, without compromising the reliability of the aircraft design and increasing the accuracy of determining aerothermal characteristics that depend on the specified parameters of the free flow.

Предложенный способ определения параметров набегающего потока летательного аппарата в полете на режимах планирования с гиперзвуковыми или дозвуковыми скоростями движения, включающий измерение аэродинамических параметров, определение зависимости соотношений аэродинамических параметров относительно связанной системы координат ЛА от воздушных углов атаки, скольжения и скоростного напора в аэродинамических трубах, оценку несжимаемого скоростного напора, воздушных углов атаки, скольжения в испытательном полете путем сравнения зависимости соотношений аэродинамических параметров, полученных в аэродинамических трубах, со значениями этих соотношений, измеренных в испытательном полете, отличающийся тем, что
- в аэродинамической трубе производят измерение аэродинамических сил, углов атаки на модели ЛА, определяют зависимость аэродинамического качества K1(α) в продольной плоскости от угла атаки и среднее значение градиентов этих зависимостей для ряда положений вспомогательной связанной системы координат, получаемой поворотом исходной связанной системы координат ЛА относительно оси OZ,
- выбирают положение ВССК, соответствующее максимальному среднему значению градиента зависимости K(α) в заданном диапазоне угла атаки,
- уточняют зависимости коэффициента подъемной силы C_y(α,β,ПК), аэродинамического качества в продольной и боковой плоскостях K1(α,β,ПК), и K2(β,α,ПК), от углов атаки, скольжения для ряда параметров конфигурации ЛА,
- выделяют из зависимостей C_y(α,β,ПК), K1(α,β,ПК) и K2(β,α,ПК) зависимости C_y(α,β), K1(α,β) и K2 (β,α), соответствующие текущим значениям параметров конфигурации ЛА,
- устанавливают датчики перегрузок на ЛА по направлениям осей выбранной ВССК,
измеряют в полете проекции вектора перегрузки по осям X, Y, Z и параметры конфигурации ЛА,
- определяют текущие значения отношений проекций перегрузки n_y/n_x; n_z/n_x,
- определяют текущие значения аэродинамического качества в продольной и боковой плоскостях из следующих соотношений K1=n_y/n_x и K₂=n_z/n_x,
- сопоставляют их с трубными зависимостями K1(α,β), K2(β,α) и получают текущие значения полетных углов атаки, скольжения,
- определяют значение несжимаемого скоростного напора по формуле
Q = n_y•G/Cy(α,β)•S,
где n_y - нормальная перегрузка в ВССК;
G - вес ЛА;
C_y(α,β) - значение коэффициента подъемной силы в ВССК, по трубной зависимости при найденных значениях полетных углов атаки и скольжения при текущей конфигурации ЛА;
S - площадь крыла ЛА.The proposed method for determining the parameters of the incident flow of an aircraft in flight in planning modes with hypersonic or subsonic speeds, including measuring aerodynamic parameters, determining the relationship of the aerodynamic parameters relative to the associated coordinate system of the aircraft from air angles of attack, slip and pressure in wind tunnels, estimating incompressible pressure head, air angles of attack, glide in a test flight by comparing imosti aerodynamic parameters of relations obtained in wind tunnels, with the values of these ratios measured in the test flight, characterized in that
- in the wind tunnel, measure the aerodynamic forces, the angle of attack on the model of the aircraft, determine the dependence of the aerodynamic quality K1 (α) in the longitudinal plane on the angle of attack and the average value of the gradients of these dependencies for a number of positions of the auxiliary coupled coordinate system obtained by rotating the original coupled coordinate system of the aircraft relative to the axis OZ,
- choose the position VCCC corresponding to the maximum average value of the gradient of the dependence K (α) in a given range of angle of attack,
- specify the dependences of the lift coefficient C _y (α, β, PC), aerodynamic quality in the longitudinal and lateral planes K1 (α, β, PC), and K2 (β, α, PC), on the angles of attack, slip for a number of parameters aircraft configurations,
- is isolated from the curves C _y (α, β, PC), K1 (α, β, PC) and K2 (β, α, PC) depending _{C y (α, β),} K1 (α, β) and K2 (β , α) corresponding to the current values of the aircraft configuration parameters,
- install overload sensors on the aircraft in the directions of the axes of the selected VSSK,
measured in flight projection of the overload vector along the axes X, Y, Z and aircraft configuration parameters,
- determine the current values of the relations of the projections of the overload n _y / n _x ; n _z / n _x ,
- determine the current values of the aerodynamic quality in the longitudinal and lateral planes from the following ratios K1 = n _y / n _x and K ₂ = n _z / n _x ,
- compare them with the pipe dependencies K1 (α, β), K2 (β, α) and get the current values of the flight angles of attack, slip,
- determine the value of the incompressible velocity head by the formula
Q = n _y • G / Cy (α, β) • S,
where n _y is the normal overload in VSSK;
G is the weight of the aircraft;
C _y (α, β) is the value of the lift coefficient in VSSK, according to the pipe dependence for the found values of the flight angles of attack and slip with the current configuration of the aircraft;
S is the wing area of the aircraft.

Сравнительный анализ предложения с прототипом и другими техническими решениями показывает, что заявляемый способ определения воздушных углов атаки и скольжения имеет отличные от других способов существенные признаки, позволяющие определить воздушные углы атаки и скольжения без нарушения целостности поверхности ЛА. Это позволяет сделать вывод о соответствии данного способа критериям "Новизна" и "Существенные отличия". A comparative analysis of the proposal with the prototype and other technical solutions shows that the inventive method for determining the air angles of attack and slip has significant features that are different from other methods, allowing to determine the air angles of attack and slip without violating the integrity of the aircraft surface. This allows us to conclude that this method meets the criteria of "Novelty" and "Significant differences".

Технический эффект достигается обоснованием и оцениванием точности способа получения в полете значений воздушных углов атаки и скольжения по результатам измерений проекций вектора перегрузки и априорным зависимостям аэродинамического качества (в продольной и боковой плоскостях) от воздушных углов атаки и скольжения, а также несжимаемого скоростного напора по полученным текущим значениям углов α,β, априорной зависимости C_y(α,β) и измеренной нормальной перегрузки n_y.The technical effect is achieved by substantiating and evaluating the accuracy of the method of obtaining in flight values of air angles of attack and slip according to the results of measurements of projections of the overload vector and a priori dependences of aerodynamic quality (in the longitudinal and lateral planes) on air angles of attack and slip, as well as incompressible pressure head according to current the values of the angles α, β, the a priori dependence of C _y (α, β) and the measured normal overload n _y .

Способ поясняется на фиг. 1 - 7. The method is illustrated in FIG. 1 - 7.

На фиг. 1 иллюстрируется определение воздушного угла атаки ( α ) по отношению измеренных проекций вектора перегрузки и семейству априорных зависимостей. Здесь обозначено:
1 - отношения C_y/C_x для ряда параметров конфигурации ЛА,
2 - шкала отношений C_y/C_x,
3 - шкала значений воздушного угла атаки.In FIG. 1 illustrates the determination of the air angle of attack (α) from the ratio of the measured projections of the overload vector and the family of a priori dependencies. It is indicated here:
1 - relationship C _y / C _x for a number of configuration parameters of the aircraft,
2 - ratio scale C _y / C _x ,
3 - a scale of values of the air angle of attack.

где C_x, C_y - коэффициенты аэродинамических сил по осям ВССК, α - угол атаки, n_x, n_y - измеренные проекции (с учетом поправки на рассогласование осей чувствительности датчиков) вектора перегрузки в ВССК.where C _x , C _y are the aerodynamic force coefficients along the VSSK axes, α is the angle of attack, n _x , n _y are the measured projections (taking into account the correction for the mismatch of the sensitivity axes of the sensors) of the overload vector in the VSSK.

На фиг. 2 показаны реализация воздушного угла атаки и предельный разброс его оценивания, обусловленный ошибками в априорных зависимостях для коэффициентов аэродинамических сил. In FIG. Figure 2 shows the realization of the air angle of attack and the limiting scatter of its estimation due to errors in a priori dependences for the aerodynamic force coefficients.

4 - полетное время T,
5 - истинная зависимость воздушного угла атаки α(T),
6 - верхняя и нижняя границы дорожки погрешностей, обусловленных ошибками в задании априорных коэффициентов аэродинамических сил.4 - flight time T,
5 - the true dependence of the air angle of attack α (T),
6 - upper and lower bounds of the track of errors caused by errors in setting a priori aerodynamic force coefficients.

На фиг. 3 даны зависимость для воздушного угла скольжения (7) и предельный разброс его определения, обусловленный ошибками в априорных зависимостях для коэффициентов аэродинамических сил. In FIG. Figure 3 shows the dependence for the air glide angle (7) and the limiting spread of its determination due to errors in a priori dependences for the aerodynamic force coefficients.

7 - шкала значений угла скольжения,
8 - истинная зависимость угла скольжения β(T).
На фиг. 4 показаны реализация несжимаемого скоростного напора и предельный разброс его определения, обусловленный погрешностями в априорных зависимостях коэффициентов аэродинамических сил,
9 - шкала значений несжимаемого скоростного напора,
10 - истинная зависимость несжимаемого скоростного напора q(T).7 - a scale of values of the angle of slip,
8 is the true dependence of the slip angle β (T).
In FIG. 4 shows the implementation of an incompressible velocity head and the limiting spread of its determination, due to errors in the a priori dependences of the aerodynamic force coefficients,
9 - scale of values of incompressible velocity head,
10 is the true dependence of the incompressible velocity head q (T).

На фиг. 5 приведена реализация воздушного угла атаки и его предельный разброс, обусловленный отклонением (равным 1 градусу) осей чувствительности датчиков перегрузки относительно осей ВССК. In FIG. Figure 5 shows the implementation of the air angle of attack and its maximum spread due to the deviation (equal to 1 degree) of the sensitivity axes of the overload sensors relative to the VSSK axes.

11 - верхняя и нижняя границы дорожки погрешностей, обусловленных несовпадением осей чувствительности датчиков перегрузки с осями ВССК. 11 - the upper and lower boundaries of the track errors caused by the mismatch of the sensitivity axes of the overload sensors with the axes of the BCC.

На фиг. 6 показаны реализация воздушного угла скольжения и его предельный разброс, обусловленный отклонением (равным 1 градусу) осей чувствительности датчиков перегрузки относительно осей ВССК. In FIG. Figure 6 shows the implementation of the air slip angle and its maximum spread due to the deviation (equal to 1 degree) of the sensitivity axes of the overload sensors relative to the VSSK axes.

На фиг. 7 даны реализация несжимаемого скоростного напора и его предельный разброс, обусловленный перекосом (равным 1 градусу) оси чувствительности датчиков перегрузки относительно осей ВССК. In FIG. Figure 7 shows the implementation of an incompressible velocity head and its maximum spread due to a skew (equal to 1 degree) of the sensitivity axis of the overload sensors relative to the VSSK axes.

Как показал опыт подготовки и проведения полета воздушно-космического самолета, на траектории его снижения в атмосфере, после схода с орбиты искусственного спутника Земли, имеют место ряд ограничений: при больших гиперзвуковых скоростях полета - по тепловому потоку, а при дальнейшем снижении - по скоростному напору. При этом имеется и ограничение угла атаки по боковой устойчивости движения. Формирование допустимой траектории полета достигается заданием программы по углу атаки, удовлетворяющей указанным ограничениям. Увеличение надежности функционирования спускаемого ЛА может быть достигнуто использованием в системе управления измерителей углов атаки, скольжения и скоростного напора. Однако прямое их измерение крайне затруднено ввиду больших значений теплового потока, что приводит к необходимости применения косвенных измерений, которые для получения более достоверных данных целесообразно проводить различными способами. As experience in the preparation and conduct of an aerospace aircraft flight showed, on the trajectory of its decrease in the atmosphere, after leaving the orbit of an artificial Earth satellite, there are a number of restrictions: at high hypersonic flight speeds - in terms of heat flux, and with a further decrease - in speed . At the same time, there is a limitation of the angle of attack with respect to lateral stability of motion. The formation of an acceptable flight path is achieved by setting the program according to the angle of attack, which satisfies the indicated restrictions. An increase in the reliability of operation of a descent aircraft can be achieved by using the angles of attack, slip, and high-speed pressure in the control system. However, their direct measurement is extremely difficult due to the large values of the heat flux, which leads to the need for indirect measurements, which, in order to obtain more reliable data, are advisable to carry out in various ways.

Приведенные соображения отображают один из аспектов, указывающих на актуальность внедрения предлагаемого способа определения параметров набегающего потока. The above considerations reflect one of the aspects indicating the relevance of the implementation of the proposed method for determining the parameters of the oncoming flow.

Рассматриваемый способ применим для определения углов атаки, скольжения и скоростного напора ЛА, движущегося с гиперзвуковой, либо дозвуковой скоростью полета в режиме планирования. Он основан на использовании результатов измерений жестко установленного трехкомпонентного датчика перегрузки и априорных (трубных, расчетных, либо полученных при летных испытаниях на летающих моделях) зависимостей аэродинамического качества в ВССК (C_y/C_x в продольной плоскости и C_z/C_x, либо C_z/C_y - в боковой) от углов атаки и скольжения. Угол поворота указанной ВССК относительно оси OZ выбирается предварительно, при трубном эксперименте, исходя из максимальной точности определения угла атаки (он обычно соответствует максимальному градиенту зависимости K1(α)). Это возможность уйти из зон зависимости K1(α,β) , где градиент ее по углу α мал (в частности равен нулю, где способ не работает).The considered method is applicable for determining the angles of attack, slip and high-speed pressure of an aircraft moving with hypersonic or subsonic flight speed in the planning mode. It is based on the use of the measurement results of a rigidly installed three-component overload sensor and a priori (tube, design, or obtained in flight tests on flying models) aerodynamic-quality dependences in VSSK (C _y / C _x in the longitudinal plane and C _z / C _x or C _z / C _y - in lateral) from the angles of attack and slip. The angle of rotation of the indicated BCC relative to the OZ axis is preliminarily selected during a pipe experiment based on the maximum accuracy of determining the angle of attack (it usually corresponds to the maximum gradient of the dependence K1 (α)). This is an opportunity to leave the dependence zones K1 (α, β), where its gradient in the angle α is small (in particular, it is equal to zero, where the method does not work).

Для любой данной конфигурации изделия (конкретного положения органов управления - щитков, закрылков, рулей) зависимости коэффициентов осевой, нормальной и боковой сил в связанной системе координат являются функциями углового положения изделия относительно вектора скорости и критериев подобия - чисел Рейнольдса (Re) и Маха (M)

На большей части траектории полета гиперзвукового ЛА (где актуально выдерживание указанных выше ограничений, и следовательно, законов изменения угла атаки и скоростного напора - M > 10, в плотных слоях атмосферы) имеет место гиперзвуковая стабилизация - коэффициенты аэродинамических сил от изменения чисел M и Re зависят мало. Учитывая это, их влияние включается в параметры конфигурации (ПК).For any given configuration of the product (the specific position of the controls - flaps, flaps, rudders), the dependences of the axial, normal, and lateral forces coefficients in a coupled coordinate system are functions of the angular position of the product with respect to the velocity vector and similarity criteria - Reynolds numbers (Re) and Mach (M )

In most of the flight path of a hypersonic aircraft (where it is relevant to comply with the above restrictions, and therefore, the laws of change of the angle of attack and pressure head - M> 10, in dense layers of the atmosphere), hypersonic stabilization takes place - the aerodynamic force coefficients depend on changes in the numbers M and Re few. Given this, their influence is included in the configuration parameters (PC).

Полагая эти поправки введенными, для планирующего полета ЛА проекции перегрузки на связанные оси определяются по соотношениям

Взяв отношение, получим значение аэродинамического качества для ВССК в виде

то есть отношение перегрузок является функцией двух переменных - углов атаки и скольжения (α,β).
Одну из них (α) будем считать аргументом, вторую (β) - параметром, известным на каждой итерации процедуры последовательных приближений. Определяя отношение проекций перегрузки по результатам измерений, вычисляем значение

при известном β. Далее решается обратная задача - определение оценки угла атаки (α) по известному значению K1.Assuming these corrections to be introduced, for the planning flight of an aircraft, the projections of the load on the connected axes are determined by

Taking the ratio, we obtain the value of aerodynamic quality for VSSK in the form

that is, the overload ratio is a function of two variables - the angle of attack and slip (α, β).
We consider one of them (α) as an argument, and the second (β) as a parameter known at each iteration of the successive approximation procedure. Determining the ratio of overload projections according to the measurement results, we calculate the value

with known β. Next, the inverse problem is solved - the determination of the angle of attack (α) from the known value of K1.

Оценивание угла скольжения

производится аналогичным образом из выражения типа аэродинамического качества для боковой плоскости

при известном α и каждой из конфигураций ЛА.Estimation of the slip angle

is made in a similar way from an expression of the type of aerodynamic quality for the side plane

with known α and each of the configurations of the aircraft.

Значение скоростного напора оценивается из соотношения, являющегося определением нормальной перегрузки в виде

где S - площадь крыла, G - вес ЛА.The value of the pressure head is estimated from the ratio, which is the definition of normal overload in the form

where S is the wing area, G is the weight of the aircraft.

Как видно из соотношений (4), (6), (7), возможные погрешности определения параметров набегающего потока могут быть обусловлены как неточностью априорных зависимостей коэффициентов аэродинамических сил, так и погрешностями измерений проекций вектора перегрузки. As can be seen from relations (4), (6), (7), the possible errors in determining the parameters of the incident flow can be due to both the inaccuracy of the a priori dependences of the aerodynamic force coefficients and the measurement errors of the projections of the overload vector.

Первая составляющая погрешностей (при ошибках в коэффициентах аэродинамических сил, принятых для связанной системы координат равными: δC_x= 5%, δC_y= 1%, δC_z= 5%) характеризуется данными, приведенными для угла атаки на фиг. 2, для угла скольжения на фиг. 3 и для скоростного напора на фиг. 4.The first component of the errors (for errors in the aerodynamic force coefficients accepted for the associated coordinate system equal to: δC _x = 5%, δC _y = 1%, δC _z = 5%) is characterized by the data given for the angle of attack in FIG. 2, for the sliding angle in FIG. 3 and for the pressure head in FIG. 4.

Развитие аэрокосмической техники, проведение полетов ЛА с различными компоновками, оценивание и сопоставление результатов трубных и летных исследований приведут к увеличению точности априорных зависимостей коэффициентов аэродинамических сил. Поэтому этот тип ошибок определения параметров набегающего потока будет непрерывно уменьшаться, что определяет значительную перспективу использования предлагаемого способа. The development of aerospace technology, the flight of aircraft with various configurations, the evaluation and comparison of the results of tube and flight research will increase the accuracy of the a priori dependences of the coefficients of aerodynamic forces. Therefore, this type of error in determining the parameters of the oncoming flow will continuously decrease, which determines a significant prospect of using the proposed method.

Вторая составляющая погрешностей обуславливается, в основном, рассогласованием осей ЛА. На фиг. 5 - 7 приведены результаты исследования влияния перекосов осей чувствительности, равных 1 градусу (при точных аэродинамических данных), на погрешности определения угла атаки (фиг. 5), угла скольжения (фиг. 6) и скоростного напора (фиг. 7). Указанная составляющая возникает от дополнительных проекций, в основном, нормальной перегрузки на оси чувствительности продольного и поперечного приборов и существенно искажает результат по определению угла скольжения (фиг. 6) и других параметров. Эти ошибки в значительной степени блокируются проведением предполетной юстировки приборов на изделии. В случае выставки изделия со средними квадратичными погрешностями углов, равными 0.001 рад (0.06 град) предельные юстировочные погрешности определения угла атаки при α = 35 град составляет 0.3 град, скольжения 0.2 град, скоростного напора 10 кг/м². Таким образом в перспективе предлагаемый способ определения параметров набегающего потока является достаточно точным, тем более, что приведенная точность оценки выставки углового положения ЛА, при проведении юстировки осей чувствительности датчиков, не является предельной. Следует заметить, что процедуру юстировки можно применить в упрощенном виде, реализовать ее только для приборного блока и установочной (посадочной) площадки для него на ЛА.The second component of the errors is determined mainly by the mismatch of the aircraft axes. In FIG. Figures 5-7 show the results of a study of the influence of skewness of the sensitivity axes equal to 1 degree (with accurate aerodynamic data) on the errors in determining the angle of attack (Fig. 5), sliding angle (Fig. 6) and pressure head (Fig. 7). The specified component arises from additional projections, mainly normal overload on the sensitivity axis of the longitudinal and transverse devices and significantly distorts the result of determining the sliding angle (Fig. 6) and other parameters. These errors are largely blocked by preflight alignment of devices on the product. In the case of an exhibition of a product with mean square error of angles equal to 0.001 rad (0.06 degrees), the limiting adjustment errors in determining the angle of attack at α = 35 degrees is 0.3 degrees, slip 0.2 degrees, and a pressure head of 10 kg / m ² . Thus, in the future, the proposed method for determining the parameters of the oncoming flow is quite accurate, especially since the reduced accuracy of estimating the angular position of the aircraft during the adjustment of the sensitivity axes of the sensors is not limiting. It should be noted that the adjustment procedure can be applied in a simplified form, to implement it only for the instrument unit and the installation (landing) platform for it on the aircraft.

Применение предлагаемого способа не требует изменения формы ЛА, ни в виде надстроек, ни в виде отверстий в его поверхности для чувствительных элементов. The application of the proposed method does not require a change in the shape of the aircraft, neither in the form of superstructures, nor in the form of holes in its surface for sensitive elements.

Решение задачи оценивания воздушных углов атаки и скольжения при реализации предлагаемого способа производится посредством метода последовательных приближений минимизацией квадратичных функционалов, отражающих невязки отношений фактических измеренных и скорректированных проекций вектора перегрузки и значений аэродинамического качества, подсчитанных по априорным зависимостям для коэффициентов аэродинамических сил. Необходимые для практического применения данного способа параметры конфигурации ЛА (углы отклонения рулей, положение интерцепторов и других аэродинамических, либо газодинамических органов управления) измеряются в полете, эти данные наряду с сигналами от датчиков перегрузки, юстировочными поправками подаются в автономный вычислить, в котором формируются и оценки чисел M и Re полета. Это дает возможность подсчитать значения и отношений проекций вектора перегрузки и приведенные к данным параметрам конфигурации априорные зависимости C_y(α,β) , K1(α,β) , K2(α,β), по которым в нем же (для решения задачи в реальном времени) определить параметры набегающего потока.The solution to the problem of estimating the air angles of attack and slip during the implementation of the proposed method is carried out by the method of successive approximations by minimizing quadratic functionals, reflecting the discrepancies between the ratios of the actual measured and corrected projections of the overload vector and the aerodynamic quality values calculated by a priori dependencies for the aerodynamic force coefficients. The aircraft configuration parameters necessary for the practical application of this method (rudder deflection angles, position of interceptors and other aerodynamic or gas-dynamic controls) are measured in flight, this data along with signals from overload sensors, adjustment corrections are submitted to an offline calculation, in which estimates are formed numbers M and Re flight. This makes it possible to calculate the values and relations of the projections of the overload vector and the a priori dependences C _y (α, β), K1 (α, β), K2 (α, β) reduced to these configuration parameters, according to which it (for solving the problem in real time) determine the parameters of the oncoming flow.

В отличие от способа определения скоростного напора, в котором используются измерения полного и статического давлений набегающего потока [3] при гиперзвуковых скоростях движения и возникают дополнительные проблемы, связанные с переходом от сжимаемого скоростного напора к несжимаемому скоростному напору, в данном способе определяется непосредственно несжимаемый скоростной напор. In contrast to the method of determining the pressure head, which uses measurements of the total and static free-flow pressures [3] at hypersonic speeds and there are additional problems associated with the transition from a compressible speed head to an incompressible speed head, this method directly determines an incompressible speed head .

Применение предлагаемого способа, при использовании его в реальном времени полета, способствует увеличению надежности проведения полетов за счет получения более качественной (учитывающей влияние скорости ветра), надежной и точной информации о параметрах набегающего потока. При послеполетной обработке информации его применение способствует повышению точности оценивания аэротермических и других характеристик ЛА. The application of the proposed method, when used in real-time flight, helps to increase the reliability of flights by obtaining better (taking into account the influence of wind speed), reliable and accurate information about the parameters of the incoming flow. In post-flight information processing, its use helps to increase the accuracy of estimating aerothermal and other aircraft characteristics.

Литература
1. В. С. Ведров, М.А. Тайц Летные испытания самолетов. Оборонгиз, 1951. стр. 64-74 и 281, 282.Literature
1. V.S. Vedrov, M.A. Thai Flight Testing Aircraft. Oborongiz, 1951. pp. 64-74 and 281, 282.

2. А. Ф. Бочкарев, В. В.Андреевский, В.М. Белоконов, В.И.Климов, В.М. Турлин Аэромеханика самолета. М.: Машиностроение. 1985 г. стр. 21, 22. 2. A. F. Bochkarev, V. V. Andreevsky, V. M. Belokonov, V.I. Klimov, V.M. Turlin Aircraft mechanics. M .: Engineering. 1985 p. 21, 22.

3. P. M. Silmers, H. Wolf, P.F.Flanagan Shuttle Entry Air Data System Concepts Applied to Space Shuttle Orbiter Flight Pressure Data to Determinl Air Data -STS 1-4, AIAA-83-0118 (AIAA 21st Aerospace Sciences Meeting, January 10-13, 1983/Reno, Nevada) - прототип. 3. PM Silmers, H. Wolf, PFFlanagan Shuttle Entry Air Data System Concepts Applied to Space Shuttle Orbiter Flight Pressure Data to Determinl Air Data -STS 1-4, AIAA-83-0118 (AIAA 21st Aerospace Sciences Meeting, January 10- 13, 1983 / Reno, Nevada) - prototype.

Claims (1)

Способ определения параметров набегающего потока летательного аппарата (ЛА) в полете на режимах планирования с гиперзвуковыми или дозвуковыми скоростями движения, включающий измерение аэродинамических параметров относительно связанной системы координат ЛА в аэродинамических трубах, в зависимости от воздушных углов атаки, скольжения и скоростного напора, оценку несжимаемого скоростного напора, воздушных углов атаки, скольжения - в испытательном полете путем сравнения зависимостей соотношений аэродинамических параметров ЛА, полученных в аэродинамических трубах, со значениями этих соотношений, измеренных в испытательном полете, отличающийся тем, что в аэродинамической трубе производят измерение углов атаки и аэродинамических сил на модели ЛА, определяют зависимости аэродинамического качества (К) в продольной плоскости от углов атаки (α) и средние значения градиентов полученных зависимостей для ряда положений вспомогательной связанной системы координат, задаваемых последовательным поворотом исходной связанной системы координат ЛА относительно оси OZ, выбирают в заданном диапазоне углов атаки положение вспомогательной связанной системы координат, соответствующее максимальному из средних значений градиента зависимости К(α), затем уточняют зависимости коэффициента подъемной силы C_у(α,β, ПК), аэродинамического качества в продольной K1(α,β, ПК) и боковой К2(β,α, ПК) плоскостях - от углов атаки и скольжения (β) для ряда параметров конфигурации (ПК) ЛА, выделяют из указанных зависимостей зависимости C_у(α,β), K1(α,β) и K2(α,β) - соответствующие текущим значениям параметров конфигурации ЛА, устанавливают датчики перегрузок на ЛА по направлениям осей выбранной связанной системы координат, измеряют в полете проекции вектора перегрузки по осям X, Y, Z указанной системы координат и параметры конфигурации ЛА, определяют текущие значения отношений проекций перегрузок n_y/n_x, n_z/n_x и соответствующие им текущие значения аэродинамического качества в продольной и боковой плоскостях из следующих выражений

где n_y, n_z, n_x - проекции указанного вектора перегрузки по осям Y, Z, X выбранной системы координат ЛА, а затем сопоставляют соотношение перегрузок с полученными в аэродинамической трубе зависимостями К1(α,β) и К2(β,α), откуда получают текущие значения воздушных углов атаки и скольжения в полете, а величину несжимаемого скоростного напора определяют по формуле

где n_y - нормальная перегрузка в выбранной связанной системе координат ЛА;
G - вес ЛА;
C_у(α,β) - коэффициент подъемной силы в выбранной связанной системе координат, определенный при испытаниях в аэродинамической трубе, для текущей конфигурации ЛА, углов атаки и скольжения;
S - площадь крыла ЛА.A method for determining the parameters of the incident flow of an aircraft (LA) in flight in planning modes with hypersonic or subsonic speeds, including measuring aerodynamic parameters relative to the associated coordinate system of aircraft in wind tunnels, depending on the air angles of attack, sliding and velocity head, estimating an incompressible velocity pressure, air angle of attack, slip - in a test flight by comparing the dependencies of the ratios of the aerodynamic parameters of the aircraft, obtained in wind tunnels, with the values of these ratios measured in a test flight, characterized in that the wind tunnel measures the angles of attack and aerodynamic forces on the aircraft model, determine the dependence of the aerodynamic quality (K) in the longitudinal plane on the angles of attack (α) and the average values of the gradients of the obtained dependences for a number of positions of the auxiliary coupled coordinate system defined by a sequential rotation of the initial coupled coordinate system of the aircraft relative to the OZ axis, adannom range of angles of attack position auxiliary related coordinate system corresponding to the maximum of the average values of the gradient function K (α), then specify depending C lift coefficient _y (α, β, PC), the aerodynamic qualities in a longitudinal K1 (α, β, PC) and lateral K2 (β, α, PC) planes - on the angle of attack and slip (β) for a number of configuration parameters (PC) of the aircraft, the dependences C _at (α, β), K1 (α, β) and K2 are distinguished from these dependencies (α, β) - corresponding to the current values of the configuration parameters of the aircraft, set sensors p of overloads on the aircraft along the directions of the axes of the selected associated coordinate system, measure in flight the projections of the overload vector along the X, Y, Z axes of the specified coordinate system and the configuration parameters of the aircraft, determine the current values of the ratio of the projections of the overloads n _y / n _x , n _z / n _x and the corresponding current values of aerodynamic quality in the longitudinal and lateral planes from the following expressions

where n _y , n _z , n _x are the projections of the indicated overload vector along the Y, Z, X axes of the selected aircraft coordinate system, and then the ratio of the overloads is compared with the dependences K1 (α, β) and K2 (β, α) obtained in the wind tunnel , from where the current values of the air angles of attack and slip in flight are obtained, and the value of the incompressible velocity head is determined by the formula

where n _y is the normal overload in the selected coupled coordinate system of the aircraft;
G is the weight of the aircraft;
C _y (α, β) is the lift coefficient in the selected coupled coordinate system, determined during tests in a wind tunnel, for the current configuration of the aircraft, angles of attack and slip;
S is the wing area of the aircraft.

Images